摘要：本发明提供一种UV型涂膜材料及其制备方法和应用，所述UV型涂膜材料的制备原料包括以下组分：丙烯酸羟丁酯、经1,5‑戊二醇或1,4‑丁二醇扩链的六亚甲基二异氰酸酯、低Tg单官能UV单体、低Tg双官能以上的UV单体、低Tg聚氨酯丙烯酸酯和光引发剂。本发明的UV型涂膜材料具有较低的玻璃相变温度，对玻璃有良好的附着性，良好的耐水性，无压敏性固化以后指触不粘手且耐高低温性能优良。

摘要：本发明涉及一种改性聚氨酯丙烯酸酯及其制备方法和应用，所述改性聚氨酯丙烯酸酯包括笼型聚倍半硅氧烷和含氟聚氨酯丙烯酸酯。本发明所述改性聚氨酯丙烯酸酯流平性优异、附着力高和固化速率快，用于硬化涂层液进一步形成的涂层具有优异的耐摩擦性、耐涂鸦性、硬度、透光性、附着力和耐弯折性，综合性能优异。

摘要：本发明提供一种无溶剂加热减粘胶水及其制备方法和使用方法，所述无溶剂加热减粘胶水的制备原料包括特定份数的丙烯酸酯类树脂、丙烯酸酯类结构单体、丙烯酸酯类功能单体、丙烯酸酯类反应单体，光引发剂、分子量调节剂、异氰酸酯和封闭剂，通过选择丙烯酸酯类结构单体、丙烯酸酯类功能单体及丙烯酸酯类反应单体进行搭配，并添加分子量调节剂，使得到的无溶剂加热减粘胶水经UV固化与基材具有较高的粘结强度，并且可通过加热的方式进行减粘，减粘后无残胶，同时还具有气味小、透光率高以及无需避光保存的优势。

摘要：本发明属于计算机应用领域，具体涉及一种多模态建模分析AD或MCI或CN病情发展趋势的系统及分析方法。该系统包括：临床医学数据和载脂蛋白E数据输入模块与非线性分类器构成的模型A；基因组数据输入模块与非线性分类器构成的模型B；MRI数据与卷积神经网络和循环神经网络构成的模型C；ADNI数据集；所述模型A和所述模型B和所述模型C的预测值接收模块与逻辑回归模型构成的模型D；所述ADNI数据集提供所述临床医学数据和所述载脂蛋白E数据、所述基因组数据、所述MRI数据。本发明在传统方法和深度学习的方法基础上，多模态建模将两者进行结合，加入了更多的先验信息和外部特征，在一定程度上能够加强模型的泛化能力。

摘要：一种阿尔兹海默症进展预测的核磁共振图像特征提取方法，包括：确定选取脑部特征区域的核磁共振图像，并量化提取出相应特征进行训练和筛选，结合阿尔兹海默症相应临床特征和基因特征预测阿尔兹海默症进展。保证了数据相关性的可靠且充分利用了核磁共振图像特征数据，克服了现有的阿尔兹海默预测模型判断数据较少的局限性。

摘要：本申请涉及一种直流接触器的技术领域，尤其是涉及一种多辅助回路直流接触器，其包括外壳，外壳上设置有至少两个伸入到外壳内的静触点，外壳内设置有陶瓷罩，静触点插入到陶瓷罩的内部，陶瓷罩内设置有动触头，动触头连接有传动组件，传动组件包括活动架，动触头连接在活动架上，活动架移动时带动动触头同方向移动，陶瓷罩上至少设置一组辅助引针，一组辅助引针设置有三个，辅助引针的一端在陶瓷罩的外部并连接有线路连接板，线路连接板上连接有伸出外壳外部的引线，每个引线与一个辅助引针电连接，活动架上设置有辅助推块，所述辅助推块用于控制三个辅助引针之间的通断。本申请具有能够在采用单个接触器情况下提供多回路控制的效果。

摘要：本发明属于飞行控制液压伺服系统的电器组件检测领域，具体涉及一种圆形电连接器缩针快速检测装置及检测方法。目前对于飞机飞控伺服系统中用到的某类圆形电连接器上共有36个压针，检验人员通过检验工具逐一检验，时间周期长、效率低。本发明的圆形电连接器缩针快速检测装置，包括具有阶梯孔的检验端头，其内侧具有若干周向的光孔，上端是环形的多触点弹簧片，下端内环面具有与圆形电连接器配合的内螺纹；连接螺栓依次穿过压板、多触点弹簧片并与所述检验端头紧固，所述多触点弹簧片在其径向内侧具有相互分开的弹簧片，在每个弹簧片下端是检验针，所述检验针在所述光孔内且过盈配合并抵接所述弹簧片。有效的提高了检验效率，降低检验成本。

摘要：本发明公开了一种抗氧化植物油脂提取方法,本发明在采用酶法提取的过程中还引入了金银花，该金银花在醇溶液中提取可以得到黄酮类的化合物，其本身的酚羟基结构极易与自由基反应，提供质子和电子使其失去反应活性,故具有显著的抗氧化特性。

摘要：本发明的一种复合材料壁板连接结构，高锁螺栓穿过凹陷垫圈、导电层、复合材料壁板、金属结构件并通过高锁螺母连接固定，凹陷垫圈设计有凸肩，凸肩下表面搭接在复合材料壁板表面的导电层上。在飞机遭遇雷击时，本连接结构不仅可以将复合材料壁板表面的雷击电流通过凹陷垫圈将导电层电流导通，从而避免雷击电流在紧固件处放电致使紧固件连接失效和复合材料壁板损伤；也可以将飞机结构内部活动部位因摩擦产生的静电流，依次通过金属结构件、高锁螺栓、凹陷垫圈和导电层将静电流导通至放电刷处进行放电，以保证飞机的结构安全和飞行安全。

摘要：一种飞机操纵面吻合性公差控制方法，根据飞机操纵面的剪刀差公差极限值G和操纵面的理论弦长L，计算飞机操纵面的实际弦线与理论弦线之间的夹角β；通过实际中立摇臂位置线与理论中立摇臂位置线的交点，在操纵面的悬挂点和对接点之间的理论中立摇臂位置线的两侧，做出夹角为β的两个方向的实际中立摇臂位置线；以操纵面的悬挂点C为圆心，做出的两个方向实际中立摇臂位置线的内切圆，该内切圆的半径r1即为操纵面的悬挂点公差值的极大值；以操纵面的对接点B为圆心，做出的两个方向实际中立摇臂位置线的内切圆，该内切圆的半径r2即为作动器后对接点公差值的极大值。